DE1051069B - Gasturbinenanlage fuer Flugzeugtriebwerke mit Propellerturbinen und Turbostrahlduesen - Google Patents

Gasturbinenanlage fuer Flugzeugtriebwerke mit Propellerturbinen und Turbostrahlduesen

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DE1051069B
DE1051069B DES48630A DES0048630A DE1051069B DE 1051069 B DE1051069 B DE 1051069B DE S48630 A DES48630 A DE S48630A DE S0048630 A DES0048630 A DE S0048630A DE 1051069 B DE1051069 B DE 1051069B
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Germany
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gas
turbine
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compressor
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DES48630A
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English (en)
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Dr-Ing Georg Sonnefeld
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GEORG SONNEFELD DR ING
Original Assignee
GEORG SONNEFELD DR ING
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/34—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid with recycling of part of the working fluid, i.e. semi-closed cycles with combustion products in the closed part of the cycle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/32—Inducing air flow by fluid jet, e.g. ejector action
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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Description

Gegenstand des Patentes 1 030 103 ist eine Gasturbinenanlage mit Aufteilung des Gesamtwärmegefälles in mehrere Abschnitte, von denen der Mittel- und der Endabschnitt aus mittelbar oder unmittelbar hintereinandergeschalteten Turbinen bestehen, während der obere Abschnitt als Strahlverdichter ausgebildet ist, der mittels Teilexpansion der Gasmenge im oberen Abschnitt eine am Ende des Mittelabschnittes entnommene Teilgasmenge auf den Anfangsdruck des Mittelabschnittes und eine geringere Temperatur als die Höchsttemperatur des oberen Abschnittes bringt, wobei die am Ende des Mittelabschnittes entnommene Teilgasmenge gemeinsam mit der Gasmenge des oberen Abschnittes im Mittelabschnitt weiter expandiert, wobei der Strahlverdichter als Ausgleichsdüse ausgebildet ist, in der die Gasmengen des oberen und des mittleren Abschnittes in Düsen auf gleiche überkritische Geschwindigkeit gebracht werden, wobei hinter den Düsen ein Ausgleichsraum zum Druckausgleich quer zur Strömungsrichtung angeordnet ist, dessen Querschnitt sich in Strömungsrichtung so verengt, daß die Ausgleichsarbeit in Druck umgewandelt wird und die axiale Geschwindigkeit der Gasmengen von Anfang bis Ende des Ausgleichsraumes konstant bleibt, und wobei weiterhin hinter dem Ausgleichsraum Diffusoren angeordnet sind, in welchen die kinetische Energie der Gesamtgasmenge die fehlende Druckdifferenz bis zum Anfangsdruck des Mittelabschnittes liefert.
Besonders vorteilhaft gestaltet sich vorstehend erläuterte Gasturbinenanlage für den Flugzeugantrieb, weil im Flugwesen das Gewicht der Antriebe von entscheidender Bedeutung ist. Hier soll diese Größe verstanden sein als die Summe aus dem Gewicht der Antriebsmaschine und dem Gewicht des Brennstoffes, der für eine bestimmte Flugstrecke benötigt wird. Bei langen Strecken ist das Brennstoffgewicht ein Vielfaches des Maschinengewichtes. Das spezifische Leistungsgewicht der Maschine ist also gegenüber dem spezifischen Brennstoffverbrauch bei Langstreckenflügen von untergeordnetem Wert. Demnach würde eine Verringerung des spezifischen Brennstoffverbrauches, selbst wenn diese auf Kosten des spezifischen Leistungsgewichtes erzielt würde, ein kleineres Gewicht des Antriebes ergeben, dem eine entsprechende Erhöhung der Flugleistung bzw. der Reichweite entspräche.
Ein Turbotriebwerk bietet gegenüber dem Kolbentriebwerk einen einfacheren Aufbau, einen geringeren Stirn widerstand und den Vorteil, eine größere Leistung je Einheit zu erzeugen. Demgegenüber ist der spezifische Brennstoffverbrauch wesentlich höher. Eine Herabsetzung desselben würde eine Steigerung der Gastemperatur bedingen, was mit Rücksicht auf Gasturbinenanlage für Flugzeugtriebwerke mit Propellerturbinen undTurbostrahldüsen
Zusatz zum Patent 1 030 103
Anmelder:
Dr.-Ing. Georg Sonnefeld,
Frankfurt/M., Karlsbader Str. 16
Dr.-Ing. Georg Sonnefeld, Frankfurt/M.,
ist als Erfinder genannt worden
das Schaufelmaterial usw. und auf die Betriebssicherheit nicht zulässig ist. Nur keramische bzw. Sinterstoffe vertragen höhere Temperaturen. Sie sind jedoch den mechanischen Beanspruchungen in der Turbine nicht gewachsen.
Um nun einer Gasturbinenanlage nach dem Patent 1 030 103 das höchstmögliche Maß an Regelbarkeit, Anpassungsfähigkeit und damit Wirtschaftlichkeit zu erteilen, d. h. um sie auf einen Flugzeugantrieb zuzuschneiden, ist es zusätzlich erforderlich, den jeweiligen Anforderungen durch geeignete Schaltung der Turbinen, des Kompressors und der Ausgleichsdüse unter Einberechnung der Schubwirkung der Abgase gerecht zu werden. Dies erfolgt nach der Erfindung dadurch, daß bei einer Gasturbinenanlage der oben bezeichneten Art nach Patent 1 030103 zum Antrieb von Flugzeugen der mittlere Abschnitt die Verdichterturbine und der Endabschnitt die Propellerturbine umfassen.
In der Fig. 1 wird ein einfaches Schaltschema einer Propellerturbine gezeigt. Der Hauptkreislauf wird gebildet vom Verdichter K, der Brennkammer Br, der Ausgleichsdüse D, der Turbine Tk und der Turbine T. Der zusätzliche Kreislauf läuft durch die Turbine T11 und die Ausgleichsdüse D. In Fig. 2 ist eiin ähnliches Schaltschema dargestellt, bei dem ein Teil der Turbine Tk, der für den Kompressor antrieb nicht benötigt wird, mechanisch der Turbine T zugeordnet wurde.
Bei Bedarf ist eine Parallelschaltung mehrerer Düsen vorzusehen. Zur Bewältigung eines großen Durchsatzes, insbesondere bei niedrigem Druck, wie es den Verhältnissen eines Turbotriebwerkes entspricht, ist eine Zusammenfassung in einem Ringraum vorzu-
809 750/162
sehen, wobei die einzelnen Düsenquerschnitte nicht rund, sondern rechteckig sind und auf dem Kreisring angeordnet werden, wie z. B. die Leitschaufeln einer Turbine. Selbstverständlich sind die axial folgenden Ausgleichsräume und Diffusoren entsprechend auszubilden.
Die Fig. 1, 2 und 3 zeigen die Schaltschemen von Propellerturbinen, während die Fig. 4 und 5 die Schaltschemen von Turbostrahldüsen darstellen. Die Fig. 1 wurde bereits erklärt. In der Anordnung nach Fig. 3 und 4 wird die Verdichterturbine Tk nur mit der Gasmenge des Nebenkreislaufes beaufschlagt. Dagegen führt nach Fig. 1 und 5 die Turbine T1, zusätzUch zur Nebenkreislaufmenge auch noch die Hauptgasmenge, die der Verdichter liefert.
Es sind außer den gegebenen Beispielen weitere Anordnungen denkbar. Die Dimensionierung der Triebwerkelemente sowie die Festlegung der Druckverhältnisse richten sich im wesentlichen nach der Anordnung und den Temperaturen vor der Ausgleichsdüse und vor der Turbine.

Claims (6)

Patentansprüche·.
1. Gasturbinenanlage mit Aufteilung des Gesamtwärmegefälles in mehrere Abschnitte, von denen der Mittel- und der Endabschnitt aus mittelbar oder unmittelbar hintereinandergeschalteten Turbinen bestehen, während der obere Abschnitt als Strahlverdichter ausgebildet ist, der mittels Teilexpansion der Gasmenge im oberen Abschnitt eine am Ende des Mittelabschnittes entnommene Teilgasmenge auf den Anfangsdruck des Mittelabschnittes und eine geringere Temperatur als die Höchsttemperatur des oberen Abschnittes bringt, ^ wobei die am Ende des Mittelabschnittes entnommene Teilgasmenge gemeinsam mit der Gasmenge des oberen Abschnittes im Mittelubschnitt weiter expandiert, wobei der Strahlverdichter als Ausgleichsdüse ausgebildet ist, in der die Gasmengen des oberen und des mittleren Abschnittes in Düsen auf gleiche überkritische Geschwindigkeit gebracht werden, wobei hinter den Düsen ein Ausgleichsraum zum Druckausgleich quer zur Strömungsrichtung angeordnet ist, dessen Querschnitt sich in Strömungsrichtung so verengt, daß die Ausgleichsarbeit in Druck umgewandelt wird und die axiale Geschwindigkeit der Gasmengen von Anfang bis Ende des Ausgleichsraumes konstant bleibt, und wobei weiterhin hinter dem Ausgleichsraum Diffusoren angeordnet sind, in welchen die kinetische Energie der Gesamtgasmemge die fehlende Druckdifferenz bis zum Anfangsdruck des Mittelabschnittes liefert, nach Patent 1030103, zum Antrieb von Flugzeugen, dadurch gekennzeichnet, daß der mittlere Abschnitt die Verdichterturbine und der Endabschnitt die Propellerturbine umfassen.
2. Anlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der mittlere Abschnitt die Verdichterturbine und die ersten Stufen der Propellerturbine und daß der Endabschnitt die letzten Stufen der Propellerturbine umfaßt.
3. Anlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß Verdichterturbine und Propellerturbine parallel geschaltet sind und· daß die rückverdichtete Teilgasmenge des Mittelabschnittes allein die Verdichterturbine durchströmt.
4. Anlage nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Propellerturbine durch eine Strahldüse ersetzt ist.
5. Anlage nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere parallel geschaltete AusgMchsdüsen ringförmig nebeneinander angeordnet sind, wobei die einzelnen Düsenquerschnitte rechteckige Form besitzen.
6. Anlage nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch die Anordnung der parallel geschalteten Ausgleichsdüsen in einem Ringraum.
In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 870 781;
USA.-Patentschrift Nr. 2 011 420.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
> 809 750/162 2.59
DES48630A 1956-05-07 1956-05-07 Gasturbinenanlage fuer Flugzeugtriebwerke mit Propellerturbinen und Turbostrahlduesen Pending DE1051069B (de)

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